DE2454071A1 - DEVICE FOR CHANGING THE ATTENTION OF A SPINSTABILIZED SPACE VEHICLE - Google Patents
DEVICE FOR CHANGING THE ATTENTION OF A SPINSTABILIZED SPACE VEHICLEInfo
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Description
RCA 67,427
US-SN 416,579
Convention !Date:
November 16, 1973RCA 67,427
US-SN 416,579
Convention! Date:
November 16, 1973
RCA Corporation, Hew York. ΪΓ.Υ., 7.St.A.RCA Corporation, Hew York . ΪΓ.Υ., 7th St.A.
Hie Erfindung betrifft eine Einrichtung zum Verändern der Fluglage eines spinstabilisierten Raumfahrzeuges ohne Beeinflussung der Fahrzeuggeschwindigkeit mit einer mit dem Raumfahrzeug verbundenen Inertialsensoranordnung zum Wahrnehmen eines Trägheitsbezugspunktes und Erzeugen eines entsprechenden Signals, mit einer mit der Inertialsensoranordnung gekoppelten Anordnung, die entsprechend dem von der Inertialsensoranordnung erzeugten Signal Steuersignale für die Fluglagensteuerung des Raumfahrzeuges erzeugt, und mit einer an Bord des Raumfahrzeuges installierten Motoranlage, die unter Steuerung durch die Steuersignale dem Raumfahrzeug einen dessen Bewegung im gewünschten Sinne beeinflussenden Schub erteilt.The invention relates to a device for changing the Flight attitude of a spin stabilized spacecraft without influencing the vehicle speed with one with the spacecraft connected inertial sensor arrangement for perceiving an inertial reference point and generating a corresponding one Signal, with an arrangement coupled to the inertial sensor arrangement, which corresponds to that of the inertial sensor arrangement generated signal generated control signals for the attitude control of the spacecraft, and with one on board the spacecraft installed motor system which, under the control of the control signals, causes the spacecraft to move granted influencing thrust in the desired sense.
Bei Lagesteuerungssystemen gemäß dem Stand der Technik wird die Fluglage von Raumfahrzeugen mit Hilfe von mit dem Raumfahrzeug verbundenen Raketen oder Rückstoßtriebwerken verändert. Dabei werden gewöhnlich Abweichungen von der programmierten Fluglage des Raumfahrzeuges mittels einer Fühl- oder Sensorvorrichtung erfaßt und Signale erzeugt, durch welche die Raketen eingeschaltet werden, so daß die Bewegung des Raumfahrzeuges im gewünschten Sinne beeinflußt wird, leider wird durch die Verwendung von Rückstoßtriebwerken bei einigenIn the case of attitude control systems according to the state of the art the attitude of spacecraft is changed with the aid of rockets or thrusters connected to the spacecraft. Usually, deviations from the programmed flight position of the spacecraft are detected by means of a feeler or Detects sensor device and generates signals through which the missiles are switched on, so that the movement of the Spacecraft is influenced in the desired sense, unfortunately is made possible by the use of recoil engines on some
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bekannten iagesteuerungssystemen nicht nur, wie gewünscht, die Fluglage, sondern auch in unerwünschter Weise die Geschwindigkeit des Raumfahrzeuges verändert.known tracking control systems not only, as desired, the attitude, but also in an undesirable manner the speed of the spacecraft changed.
In der Arbeit "Conical Scanning System for Pioneer Jupiter Spacecraft" von Viskanta et al, ΣΕΕ1 Transactions on Aerospace and Electronic Systems, Band AES 8-No. 2, März 1972, Seite 236 - 245, ist ein bekanntes lagesteuerungs- oder Ausrichtungssystem beschrieben, bei dem durch zwei Rückstoßaggregate oder -triebwerke gleichgroße, entgegengesetzt und parallel zur Spinachse des Fahrzeugs gerichtete Schubkräfte ausgeübt werden, um die Bewegung eines Raumfahrzeuges in gewünschter Weise zu verändern.In the work "Conical Scanning System for Pioneer Jupiter Spacecraft" by Viskanta et al, ΣΕΕ1 Transactions on Aerospace and Electronic Systems, Volume AES 8-No. March 2, 1972, Pages 236-245, is a well known position control or alignment system described, in which by two recoil units or engines of the same size, opposite and Thrust forces directed parallel to the spin axis of the vehicle are exerted to keep the movement of a spacecraft in the desired direction Way to change.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Lagesteuerungssystem für ein spinstabilisiertes Raumfahrzeug mit mehreren Einfachschubpegel-Rückstoßtriebwerken, die unter Steuerung durch eine automatische Ablauffolge von Steuersignalen die Pluglage ohne Verändern der Geschwindigkeit des Raumfahrzeuges beeinflussen, zu schaffen.The invention is based on the object of a position control system for a spin stabilized spacecraft with multiple single thrust level thrust engines operating below Control by an automatic sequence of control signals the plug position without changing the speed of the spacecraft influence, create.
Eine Einrichtung der eingangs genannten Art ist erfindungsgemäß dadurch gekennzeichnet, daß die Motoranlage zwei in gleicher Ebene angeordnete Rückstoßaggregate enthält, die dem Raumfahrzeug gleichgroße, entgegengesetzt und im wesentlichen senkrecht zu seiner Spinachse gerichtete Schubkräfte erteilen, die ein Kräftepaar bilden und somit ein die Fluglage des Raumfahrzeuges änderndes Drehmoment senkrecht zur Spinachse erzeugen, wobei die das Raumfahrzeug beaufschlagende Gesamtschubkraft im wesentlichen ITuIl ist, so daß die Fahrzeuggeschwindigkeit unverändert bleibt.A device of the type mentioned is characterized according to the invention in that the engine system has two Contains recoil units arranged in the same plane, which are the same size, opposite and substantially as the spacecraft Issue thrust forces directed perpendicular to its spin axis, which form a force couple and thus the flight position of the spacecraft generating changing torque perpendicular to the spin axis, with the acting on the spacecraft Total thrust is essentially ITuIl, so the vehicle speed remains unchanged.
Die Erfindung wird nachstehend an Hand der Zeichnung im einzelnen erläutert. Es zeigen:The invention is explained in detail below with reference to the drawing. Show it:
Figur 1 eine schematische Darstellung eines spinstabilisierten Raumfahrzeuges mit erfindungsgemäßem lagesteuerungssystem, das die Geschwindigkeit des Raumfahrzeuges nicht beeinflußt; undFigure 1 is a schematic representation of a spin-stabilized spacecraft with an inventive attitude control system, that does not affect the speed of the spacecraft; and
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Figur 2 das Blockschaltschema einer loganschaltung zum Steuern der Zeit und Dauer der Schubtriebwerke.Figure 2 shows the block diagram of a logic connection to Control the time and duration of the thrusters.
Pigur 1 zeigt in schematischer Darstellung ein spinstabilifiertes Raumfahrzeug 10 mit einem lagesteuerungssystem, das die Geschwindigkeit des Raumfahrzeuges nicht beeinflußt. An der Außenseite des Raumfahrzeuges 10 sind in gleicher Ebene mindestens zwei geeignete Rückstoß- oder Schubtriebwerke 11 und 12 angeordnet, die bei Inbetriebsetzung gleichgroße, entgegengesetzt gerichtete Schubkräfte P1 und P2 von fester Größe erzeugen, die senkrecht zur Spinachse 13 angreifen. Die Schubkräfte P1 und Ρ« erzeugen ein Kräftepaar, das bewirkt, daß eine Verdrehungskraft oder ein Drehmoment, dargestellt durch den Vektor T1, am Raumfahrzeug 10 rechtwinklig zu dessen Spinachse 13 angreift. Zwar kann eine ein Drehmoment erzeugende Schubkraft eine unerwünschte Änderung der Geschwindigkeit des Raumfahrzeuges hervorrufen; da jedoch die Schubkräfte P1 und P2 gleichgroß und entgegengesetzt gerichtet sind, ist die resultierende Netto- oder Gesamtschubkraft, die am Raumfahrzeug 10 angreift, im wesentlichen Null. Es werden also sämtliche Kräfte, die eine unerwünschte Änderung der Pahrzeuggeschwindigkeit bewirken, aufgehoben oder beseitigt. Obwohl im vorliegenden Ausfuhrungsbeispiel das Raumfahrzeug 10 mit nur zwei solchen Schubtriebwerken 11 und 12 ausgerüstet ist, kann man stattdessen ohne weiteres auch eine Anordnung von vier Schubtriebwerken für die Dämpfung der Nutation verwenden, wie in der Arbeit "Two-Pulse Attitude Control of An Assymetric Spinning Satellite11 von P.C. Wheeler, veröffentlicht vom American Institute of Aeronautics and Astronautics, August 1963, beschrieben. Pigur 1 shows a schematic representation of a spin-stabilized spacecraft 10 with an attitude control system which does not influence the speed of the spacecraft. On the outside of the spacecraft 10, at least two suitable recoil or thrust engines 11 and 12 are arranged in the same plane, which when started produce equally large, oppositely directed thrust forces P 1 and P 2 of a fixed magnitude, which act perpendicular to the spin axis 13. The thrust forces P 1 and Ρ «generate a force couple which causes a twisting force or a torque, represented by the vector T 1 , to act on the spacecraft 10 at right angles to its spin axis 13. It is true that a torque-generating thrust can cause an undesirable change in the speed of the spacecraft; however, since the thrust forces P 1 and P 2 are equal and in opposite directions, the resulting net or total thrust force acting on the spacecraft 10 is essentially zero. So all forces that cause an undesired change in the vehicle speed are canceled or eliminated. Although in the present exemplary embodiment the spacecraft 10 is equipped with only two such thrust engines 11 and 12, an arrangement of four thrust engines for damping the nutation can be used instead, as in the work "Two-Pulse Attitude Control of An Assymetric Spinning Satellite 11 by PC Wheeler, published by the American Institute of Aeronautics and Astronautics, August 1963.
Die Schubtriebwerke 11 und 12 kreiseln um die Spinachse 13, da das Raumfahrzeug 10 spinstabilisiert ist. Um eine gewünschte Pluglage des Raumfahrzeuges herzustellen, müssen die Schubtriebwerke 11 und 12 gezündet oder eingeschaltet werden, wenn das Raumfahrzeug 10 sich um die Spinachse 13 gedreht hat, um die Winkellage zur Herstellung einer gewünschten Pluglage des Raumfahrzeuges zu korrigieren. Das heißt, die ZeigeriehtungThe thrust engines 11 and 12 revolve around the spin axis 13 because the spacecraft 10 is spin stabilized. To get a desired To establish the plug position of the spacecraft, the thrusters 11 and 12 must be ignited or switched on, when the spacecraft 10 has rotated about the spin axis 13, about the angular position for producing a desired plug position correcting the spacecraft. That is, the pointing direction
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eines längs der Spinachse 13 ausgerichteten Einheitsvektors kann in einer gewünschten Weise verändert werden, vorausgesetzt, daß die Schubtriebwerke 11 und 12 zu einem genauen Zeitpunkt, der einer bestimmten Winkellage der S chub triebwerke 11 und 12 entspricht, eingeschaltet werden.of a unit vector aligned along the spin axis 13 can be changed in a desired manner, provided that that the thrust engines 11 and 12 at a precise point in time that corresponds to a certain angular position of the thrust engines 11 and 12 must be switched on.
Es wurde festgestellt, daß für einen maximalen Betriebswirkungsgrad die Sehubtriebwerke 11 und 12 jeweils nur eine Schubkraft fester Größe, statt Schubkräfte jeweils verschiedener Größe wie bei einigen bekannten Lagesteuerungssystemen, erzeugen sollten. Um eine gewünschte Änderung der Fluglage des Raumfahrzeuges zu erzielen, werden daher die Sehubtriebwerke 11 und 12 für ein vorbestimmtes Zeitintervall gleichzeitig ein- und ausgeschaltet. Jedes Triebwerk-Einschaltintervall ist so berechnet, daß sich eine schrittweise Änderung der Fluglage ergibt, bis die gewünschte Gesamtänderung der Fluglage des Eaumfahrzeuges erreicht ist.It has been found that for maximum operating efficiency, the Sehubtriebwerke 11 and 12 each have only one Thrust of a fixed size, instead of thrusts of different sizes as in some known attitude control systems, should generate. In order to achieve a desired change in the flight attitude of the spacecraft, the visual lift engines are therefore used 11 and 12 are switched on and off simultaneously for a predetermined time interval. Every engine switch-on interval is calculated in such a way that there is a gradual change in the attitude until the desired overall change in the attitude of the Eaumfahrzeuges is reached.
Eine geeignete Logikschaltung dient zur Regelung des Arbeitens von Triebwerk-Regelventilen 18 und 19, die ihrerseits den Zufluß des Treibmittels vom Behälter 15 zu den Schubtriebwerken 11 und 12 regulieren. Die Logikschaltung 14 arbeitet unter Steuerung durch entspr^. -<*nd zeitgesteuerte Signale von einer herkömmlichen Kommando- und Fernmeßanlage 16 und einem geeigneten Trägheitsfühler oder Inertialsensor 17, wie dem in der von der Firma Adcole Corporation herausgegebenen Arbeit nDifej.üal Solar Aspect Systems", Copyright 1^7, beschriebenen Gerät Adcole Sun Sensor No. 17644. Der Inertialsensor 17 erzeugt ein Signal, das ej^e Winkellage des spinstabilisierten Raumfahrzeuges 10 in bezug auf ein Trägheitsbezugssystem anzeigt. Mit Hilfe der Kommando- und Fernmeßanlage 16 kann ein gewünschtes Raumfahrzeugmanöver zum Verändern der Fluglage des Raumfahrzeuges ausgelöst werden, indem ein Wechsel- oder Gegensignalverkehr zwischen dem Raumfahrzeug 10 und einer Bodenstation (nicht gezeigt) hergestellt wird. Die Logikschaltung 14 erzeugt eine Reihe von Impulssignalen, welche die Betriebsperiode der Sehubtriebwerke sowie die entsprechen-A suitable logic circuit is used to regulate the operation of the engine control valves 18 and 19, which in turn regulate the flow of propellant from the container 15 to the thrust engines 11 and 12. The logic circuit 14 operates under the control of corresponding ^. - <* nd timed signals from a conventional command and Fernmeßanlage 16 and a suitable inertia sensor or inertial sensor 17, such as in the published by the Company Adcole Corporation work Difej.üal solar Aspect Systems "n, Copyright 1 ^ 7, device described Adcole Sun Sensor No. 17644. The inertial sensor 17 generates a signal which indicates the angular position of the spin-stabilized spacecraft 10 in relation to an inertial reference system. by establishing alternating or reciprocal signal traffic between the spacecraft 10 and a ground station (not shown).
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den Einschaltzeiten für die Schubtiiebwerke 11 und 12 zur Herstellung einer gewünschten Fluglage des spinstabilisierten Raumfahrzeuges festlegen.the switch-on times for the Schubtiiebwerke 11 and 12 for production Set a desired attitude of the spin stabilized spacecraft.
Die auf das Raumfahrzeug 10 einwirkende Gesamtkraft ist im wesentlichen ITuIl, da die Schubkraft F1 durch die gleichgroße und entgegengesetzt gerichtete Schubkraft F2 aufgehoben wird. Jedoch bewirken, wie erwähnt, die Schubkräfte P1 und F2, daß am Raumfahrzeug 10 ein reines Kräftepaar angreift. Dieses Kräftepaar erzeugt ein Drehmoment, das die gewünschte .Änderung der Pluglage hervorruft. Die Größe des diese Änderung der Pluglage des Raumfahrzeuges hervorrufenden Drehmomentes des Kräftepaares ist gleich der Größe, d.h. dem Betrag jeder der beiden Kräfte (die in Figur 1 mit P1 und P2 bezeichnet und gleichgroß sowie entgegengesetzt gerichtet sind), multipliziert mit dem Abstand d zwischen ihnen, d.h. P1 χ d oder F2 χ d. Somit ist die einzige Bewegung, die durch diesen das oben erwähnte Kräftepaar bildenden Satz von Kräften hervorgerufen wird, eine Änderung der Fluglage des Raumfahrzeuges in Uhrzeigerrichtung (bei dem hier beschriebenen Beispiel) infolge des oben erwähnten Drehmomentes ohne Veränderung der Pahrzeuggeschwindigkeit, da die am Raumfahrzeug 10 angreifende Gesamtkraft im wesentlichen ITuIl ist. Das heißt, die Fluglage des spinstabilisierten Raumfahrzeuges wird dadurch verändert, daß die Schubtriebwerke 11 und 12 als Antwort auf eine Reihe oder Folge von in der Logikschaltung H erzeugten Impulssignalen ein Kräftepaar erzeugen.The total force acting on the spacecraft 10 is essentially ITuIl, since the thrust F 1 is canceled out by the equally large and oppositely directed thrust F 2. However, as mentioned, the thrust forces P 1 and F 2 have the effect that a pure force couple acts on the spacecraft 10. This pair of forces generates a torque that causes the desired change in the plug position. The magnitude of the torque of the pair of forces causing this change in the plug position of the spacecraft is equal to the magnitude, i.e. the magnitude of each of the two forces (which are denoted by P 1 and P 2 in FIG. 1 and are of equal magnitude and in opposite directions), multiplied by the distance d between them, ie P 1 χ d or F 2 χ d. Thus, the only movement that is caused by this set of forces forming the above-mentioned pair of forces is a change in the attitude of the spacecraft in a clockwise direction (in the example described here) as a result of the above-mentioned torque without a change in the vehicle speed, as that on the spacecraft 10 total attacking force is essentially ITuIl. That is, the attitude of the spin stabilized spacecraft is changed in that the thrusters 11 and 12 generate a force couple in response to a series or sequence of pulse signals generated in the logic circuit H.
Figur 2 zeigt ein Blockschaltschema der Logikschaltung 14 mit einer geeigneten Verzögerungeschaltung 20, die an eine- geeignete Zündbefehlsschaltung 21 angekoppelt ist. Die Verzögerungsschaltung 20 ist in bekannter Weise ausgebildet und so eingerichtet, daß sie einen Einschaltzustand, einen Bereitschafts- oder Wartezustand und einen Ausschaltzustand aufweist. Im Bereitschaftszustand erzeugt und überträgt die Verzögerungsschaltung 20 bei Empfang eines vom Sonnen- oder Inertialsensor erzeugten Signals ein Zündbefehlssignal an die Zündbefehls-schaltung 21. Die Zündbefendschaltung 21 ist von bekannterFIG. 2 shows a block diagram of the logic circuit 14 with a suitable delay circuit 20 connected to a suitable Ignition command circuit 21 is coupled. The delay circuit 20 is designed in a known manner and set up so that it has a switched-on state, a standby or has a wait state and a switch-off state. In the standby state, the delay circuit 20 generates and transmits upon receipt of a from the sun or inertial sensor generated signal an ignition command signal to the ignition command circuit 21. The ignition ignition circuit 21 is of a known type
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Ausbildung und erzeugt bei Empfang eines Zündbefehlssignals von entweder der· Verzögerungsschaltung 20 oder der Kommando- und Fernmeßanlage 16 ein die Betriebsperiode oder -dauer der Schubtriebwerke bestimmendes Signal. Beispielsweise kann die Betriebs Periode oder Einschaltdauer der Schubtriebwerke durch die Impulsbreite des zugeleiteten Zündbefehlssignals bestimmt werden. Das von der Zündbefehlsschaltung 21 erzeugte Signal wird den Triebwerk-Regelventilen 18 und 19 zugeleitet, die den Treibmittelzufluß vom Behälter 15 zu den Schubtriebwerken 11 bzw. steuern.Training and generated upon receipt of an ignition command signal from either the delay circuit 20 or the command and Telemetry system 16 shows the period or duration of operation of the thrust engines determining signal. For example, the operating period or duty cycle of the thrust engines by the Pulse width of the supplied ignition command signal can be determined. The signal generated from the ignition command circuit 21 becomes the engine control valves 18 and 19, which control the propellant flow from the container 15 to the thrust engines 11 and steer.
Der Inertialsensor 17 ist mit dem Körper des Raumfahrzeuges 10 verbunden und kreiselt um die Raumfährzeug-Spinachse 13 mit der vorgegebenen Winkelgeschwindigkeit des Raumfahrzeuges. Der Inertialsensor oder Sonnenfühler 17 erzeugt jedesmal, wenn er der Sonne ausgesetzt oder mit Sonnenlicht beaufschlagt wird, ein Signal. Durch das vom Inertialsensor erzeugte Signal wird somit die Orientierung des Raumfahrzeuges 10 relativ zu einem Trägheitsbezugssystem festgelegt. Das vom Inertialsensor erzeugte Signal wird gleichzeitig an sowohl die Verzögerungsschaltung 20 als auch die Kommando- und Fernmeßanlage 16 übertragen. Die Kommando- und Fernmeßanlage 16 ist in bekannter Weise so eingerichtet, daß sie die vom Inertialsensor erzeugten Signale an eine Sende-Empfangs-Bodenstation (nicht gezeigt) überträgt und Signale von dieser empfängt.The inertial sensor 17 is connected to the body of the spacecraft 10 and rotates with the spacecraft spin axis 13 the given angular velocity of the spacecraft. The inertial sensor or sun sensor 17 generates every time he exposed to the sun or exposed to sunlight, a signal. The signal generated by the inertial sensor becomes thus the orientation of the spacecraft 10 is set relative to an inertial reference system. The one generated by the inertial sensor Signal is transmitted to both the delay circuit 20 and the command and telemetry system 16 at the same time. The command and telemetry system 16 is set up in a known manner in such a way that it generates the signals generated by the inertial sensor Transmits signals to and receives signals from a transceiver ground station (not shown).
Die Verzögerungsschaltung 20 ist in bekannter Weise so eingerichtet, daß sie ihren Bereitschaftszustand bei Empfang eines Auslöse- oder ersten Signals einnimmt, das von der Bodenstation gesendet und über die Kommando- und Fernmeßanlage 16 an die Verzögerungsschaltung 20 übertragen wird. Vor Empfang dieses Auslösesignals befindet sich die Verzögerungsschaltung 20 im Aussehaltzustand, in dem sie auf vom Inertialsensor erzeugte Signale nicht anspricht oder durch solche Signale nicht eingeschaltet wird. Während die Verzögerungsschaltung 20 sich im Bereitschaftszustand befindet, dreht sich das spinstabilisierte Raumfahrzeug 10 ständig um seine Spinachse 13, bis derThe delay circuit 20 is set up in a known manner so that it is in its ready state upon receipt a triggering or first signal, which is sent by the ground station and via the command and telemetry system 16 is transmitted to the delay circuit 20. The delay circuit is located before this trigger signal is received 20 in the switched-off state, in which it generated from the inertial sensor Signals does not respond or is not switched on by such signals. While the delay circuit 20 is is in the standby state, the spin stabilized spacecraft 10 rotates continuously about its spin axis 13 until the
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Inertialsensor 17 wieder von den Sonnenstrahlen beaufschlagt wird. Das bei Sonnenlichtbeaufschlagung des Inertialsensors erzeugte Sensorsignal gelangt zu der im Bereitschaftszustand befindlichen Verzögerungsschaltung 20, und nach einem vorbestimmten Verzögerungsintervall erzeugt die Verzögerungsschaltung 20 ein Zündbefehlssignal, das an die Zündbefehlsschaltung 21 übertragen wird. Die Zündbefehlsschaltung 21 erzeugt bei Empfang von Zündbefehlssignalen von entweder der Verzögerungsschaltung 20 oder der Kommando- und Jferameßanlage 16 ein Impulssignal, dessen Impulsbreite die Betriebsperiode oder Einschaltzeit der Schubtriebwerke 11 und 12 bestimmt.Inertial sensor 17 acted upon again by the sun's rays will. The sensor signal generated when the inertial sensor is exposed to sunlight reaches the standby state located delay circuit 20, and after a predetermined delay interval, the delay circuit generates 20, an ignition command signal to be sent to the ignition command circuit 21 is transmitted. The ignition command circuit 21 generates upon receipt of ignition command signals from either the delay circuit 20 or the command and control system 16 a pulse signal, the pulse width of which determines the operating period or switch-on time of the thrust engines 11 and 12.
Die Verzögerung zwischen der Zuleitung eines Sensorsignals an die Verzögerungsschaltung 20 im Bereitschaftszustand und der Erzeugung des Zündbefehlssignals durch die Verzögerungsschaltung 20 ermöglicht es, daß das spinstabilisierte Raumfahrzeug 1O eine Winkeldrehung um die Spinachse 13 aus der lage, in welcher der Inertialsensor 17 vom Sonnenlicht beaufschlagt wurde, in die gewünschte lage für die Einschaltung der lagekorrigierenden Schubtriebwerke 11 und 12 vollführt. Und zwar wird die gewünschte oder Sollage für die Einschaltung der Schubtriebwerke 11 und 12 von der Bodenstation bestimmt, nachdem die Sensorsignale, empfangen sind und die Winkelgeschwindigkeit des Raumfahrzeuges 10 bekannt ist. Das von der Bodenstation empfangene Sensorsignal zeigt die Orientierung des Raumfahrzeugs 10 relativ zu einem Trägheitsbezugssystem, beispielsweise der Sonne, an. Somit ist die relative Winkellage des Raumfahrzeuges 10 zu jedem beliebigen späteren Zeitpunkt voraussagbar, wenn man die Winkelgeschwindigkeit des Raumfahrzeuges und den Zeitpunkt des Empfangs des Sensorsignals an der Bodenstation kennt. Wird eine Änderung der Pluglage des Raumfahrzeuges gewünscht, so werden die Schubtriebwerke 11 und 12 zu einem Zeitpunkt gezündet, der so berechnet ist, daß eine ITuglagenänderung in der gewünschten Richtung erfolgt. Die Größe oder der Betrag der Schubkraft sowie die Einschaltdauer der Schubtriebwerke und 12 bestimmen den Grad der Pluglagenänderung des Raumfahrzeuges. Die Schubtriebwerke 11 und 12 werden impulsweise fürThe delay between the supply of a sensor signal to the delay circuit 20 in the standby state and the generation of the ignition command signal by delay circuit 20 enables the spin stabilized spacecraft 1O an angular rotation about the spin axis 13 from the position in which the inertial sensor 17 was acted upon by sunlight, in the desired position for switching on the position-correcting Thrust engines 11 and 12 performs. And that is the desired or target position for the activation of the thrust engines 11 and 12 determined by the ground station after the Sensor signals, are received and the angular velocity of the spacecraft 10 is known. The one from the ground station received sensor signal shows the orientation of the spacecraft 10 relative to an inertial reference system, for example the sun. Thus, the relative angular position of the spacecraft 10 can be predicted at any later point in time, considering the angular velocity of the spacecraft and the time of receipt of the sensor signal at the ground station knows. If a change in the plug position of the spacecraft is desired, so the thrust engines 11 and 12 are ignited at a point in time which is calculated so that a change in position takes place in the desired direction. The size or the amount of the thrust and the duty cycle of the thrust engines and 12 determine the degree of plug position change of the spacecraft. The thrusters 11 and 12 are pulsed for
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eine durch die Anordnung der Zündbefehlsschaltung 21 bestimmte Dauer eingeschaltet, so daß sie feste Schubkräfte F1 bzw. P2 senkrecht zur Spinachse 13 erzeugen.switched on for a period determined by the arrangement of the ignition command circuit 21, so that they generate fixed thrust forces F 1 and P 2 perpendicular to the spin axis 13.
Die Verzögerungszeit zwischen der Zuleitung des Sensorsignals an die Verzögerungsschaltung 20 im Bereitschaftszustand und der Erzeugung des Zündbefehlssignals durch die Verzögerungsschaltung ist veränderlich und kann auf folgende Weise bestimmt werden: Die Verzögerungsschaltung 20 enthält eine geeignete Zählerschaltung (nicht gezeigt), die bei Zuleitung eines Sensorsignals an die Verzögerungsschaltung 20 im Bereitschaftszustand eingeschaltet wird und zu zählen beginnt. Nach der Zuleitung eines Sensorsignals an die Verzögerungsschaltung 20 im Bereitschaftszustand wird ein Zündbefehlssignal von der Bodenstation zum Raumfahrzeug 10 gesendet und über die Kommando- und Fernmeßanlage 16 gleichzeitig an die Verzögerungsschaltung 20 und die Zündsteuerschaltung 21 übertragen. Der an die Verzögerungsschaltung 20 übertragene Teil des von der Bodenstation gesendeten Zündbefehlssignals schaltet die Zählerschaltung ab und stellt sie auf Mullzeit zurück. Bei Aktivierung durch den restlichen Teil des von der Bodenstation gesendeten Zündbefehlssignals erzeugt die Zündbefehlsschaltung 21 ein entsprechendes Impulssignal für die Zündung der Schubtriebwerke 11 und 12.The delay time between the supply of the sensor signal to the delay circuit 20 in the standby state and the generation of the ignition command signal by the delay circuit is variable and can be determined in the following manner are: The delay circuit 20 contains a suitable counter circuit (not shown), which when a sensor signal to the delay circuit 20 in the standby state is turned on and starts counting. After a sensor signal has been fed to the delay circuit 20 in the ready state an ignition command signal is sent from the ground station to the spacecraft 10 and through the command and control system 16 are transmitted to the delay circuit 20 and the ignition control circuit 21 at the same time. The portion of that transmitted by the ground station transmitted to the delay circuit 20 Ignition command signal switches off the counter circuit and sets it back to mulling time. When activated by the rest The ignition command circuit 21 generates a corresponding part of the ignition command signal sent by the ground station Pulse signal for the ignition of the thrust engines 11 and 12.
Die Verzögerungsschaltung 20 bleibt nach wie vor im Bereitschaftszustand und spricht auf die Sensorsignale an, wenn ihre Zählerschaltung auf Hullzeit zurückgestellt ist. Die Zeitdauer zwischen der Zuleitung eines Sensorsignals an die Verzögerungsschaltung 20 im Bereitschaftszustand und der Eingabe der von der Bodenstation gesendeten Zündbefehlssignale in die Verzögerungsschaltung 20 wird dort gespeichert und stellt die vorbestimmte Verzögerungszeit der Verzögerungsschaltung 20 dar. Durch jedes anschließend zur Verzögerungsschaltung 20 (nach der Speicherung der vorbestimmten Verzögerungszeit in der Verzögerungsschaltung 20) gelangende Sensorsignal wird der Zähler der Verzögerungsschaltung eingeschaltet, und nach der vorbestimmten Verzögerungszeit erzeugt die Verzögerungsschaltung 20The delay circuit 20 still remains in the standby state and responds to the sensor signals when their counter circuit is reset to full time. The length of time between the supply of a sensor signal to the delay circuit 20 in the standby state and the input of the the ground station sent ignition command signals in the delay circuit 20 is stored there and sets the predetermined Delay time of the delay circuit 20 represents. By each subsequently to the delay circuit 20 (after the predetermined delay time has been stored in the delay circuit 20) reaching the sensor signal, the counter of the delay circuit is switched on, and after the predetermined Delay time is generated by the delay circuit 20
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ein Zündbefehlssignal, das der Zündbefeinschaltung 21 zugeleitet wird. Die Zündbefehlssehaltung 21 erzeugt, wenn sie durch das Zündbefehlssignal von der Verzögerungsschaltung aktiviert ist, ein entsprechendes Impulssignal für die Zündung der Schubtriebwerke 11 und 12. an ignition command signal which is fed to the ignition command circuit 21. The ignition command circuit 21, when activated by the ignition command signal from the delay circuit, generates a corresponding pulse signal for the ignition of the thrust engines 11 and 12.
Bas impulsweise Arbeiten der Schubtriebwerke 11 und 12 dauert an, bis von der Bodenstation ein Beendigungsimpuls an das Raumfahrzeug 10 gesendet wird. Der Beendigungsimpuls wird der Yerzögerungssehaltung 20 über die Kommando- und Fernmeß— anlage 6 zugeleitet. Die Verzögerungsschaltung 20 nimmt bei Empfang des Ton der Bodenstation gesendeten Beendigungsimpulses ihren Ausechaltzustand ein. Wenn sie im Ausschaltzustand ist, spricht die Verzögerungsschaltung2O, wie bereits erwähnt, auf Sensorsignale nicht an und wird durch solche Signale nicht eingeschaltet.The thrust engines 11 and 12 work in pulses continues until a termination pulse is received from the ground station the spacecraft 10 is sent. The termination pulse will the delay circuit 20 via the command and telemetry Annex 6 forwarded. The delay circuit 20 picks up the termination pulse transmitted upon receipt of the earth station tone their off state. When it is in the off state, the delay circuit 2O responds, as already mentioned Sensor signals are not activated and are not switched on by such signals.
Das vorstehend beschriebene Lagesteuerungssystem für ein spinstabilisiertes Raumfahrzeug 10 ist also mit am RaumfabrzeugThe attitude control system described above for a Spin-stabilized spacecraft 10 is therefore also on the spacecraft
10 angeordneten Schubtriebwerken 11 und 12 ausgerüstet, die gleichgroße und entgegengesetzt gerichtete Kräfte F1 bzw· F„ erzeugen, die ein Kräftepaar unter Erzeugung eines die Fluglage des Raumfahrzeuges beeinflussenden Drehmomentes bilden, ohne eine die !Fahrzeuggeschwindigkeit ändernde Kraft auszuüben. Die Schubkräfte I1 und Fg sind senkrecht zur Spinachse 13 des Raumfahrzeuges gerichtet, so daß sie einen zur Spinachse 15 senkrechten Iiagesteuerungs-Drehmomentvektor erzeugen. Die resultierende Gesamtkraft, die durch das Arbeiten der Schubtriebwerke10 arranged thrust engines 11 and 12, which generate equal and oppositely directed forces F 1 or F ", which form a pair of forces while generating a torque influencing the flight position of the spacecraft, without exerting a force that changes the vehicle speed. The thrust forces I 1 and Fg are directed perpendicular to the spin axis 13 of the spacecraft, so that they produce an Iia control torque vector perpendicular to the spin axis 15. The resulting total force generated by the working of the thrust engines
11 und 12 auf das Raumfahrzeug 10 ausgeübt wird, ist im wesentlichen Hull, da die Schubkräfte F* und F„ dem Betrag nach gleich und entgegengesetzt gerichtet sind. Die Fluglage des. spinstabilisierten Raumfahrzeuges 10 wird also ohne Verändern der Fahrzeuggeschwindigkeit verändert, indem mit Hilfe mindestens zweier Schubtriebwerke, die am spinstabilisierten Raumfahrzeug 10 angeordnet sind, ein aus senkrecht zur Spinachse 1.3 gerichteten Kräften F1 und F„ bestehendes Kräftepaar erzeugt wird.11 and 12 is exerted on the spacecraft 10, is essentially Hull, since the thrust forces F * and F "are equal in magnitude and directed in opposite directions. The flight position of the spin-stabilized spacecraft 10 is changed without changing the vehicle speed by generating a force pair consisting of forces F 1 and F "directed perpendicular to the spin axis 1.3 with the aid of at least two thrust engines which are arranged on the spin-stabilized spacecraft 10.
509826/0509826/0
Die Erfindung ist auf jedes beliebige Raumfahrzeug mit mindestens einer spinstabilisierten Betriebsweise anwendbar. Obwohl bestimmte Baumfahrzeuge für einen erheblichen Teil ihrer auftragsgemäßen lebensdauer nach anderen als der Spin- oder Kreiselbewegungsmethode stabilisiert werden, läßt sich die Erfindung auf solche Raumfahrzeuge anwenden, indem man einen spinstabilisierten Betrieb vorsieht, während dessen geeignet angeordnete Rückstoß- oder Schubtriebwerke eingeschaltet werden, wenn die Fluglage des Raumfahrzeuges verändert oder umorientiert werden soll. Bie konstruktioneile Ausbildung eines derartigen Raumfahrzeuges ergibt sich dem Fachmann angesichts der erfindungsgemäßen lehren von selbst und braucht daher hier nicht näher beschrieben zu werden.The invention is applicable to any spacecraft at least one spin-stabilized mode of operation can be used. Although certain tree vehicles for a significant part of their service life according to the contract other than the spin or Gyroscopic method can be stabilized, the invention apply to such spacecraft by getting a provides for spin-stabilized operation, during which suitably arranged recoil or thrust engines are switched on, if the attitude of the spacecraft is to be changed or reoriented. Bie structural training of such a Spacecraft is apparent to the person skilled in the art in view of the invention teach by themselves and therefore need not be described in more detail here.
Die Erfindung läßt sich in verschiedener Hinsicht abwandeln und anders ausgestalten und ist daher nicht auf das vorstehend beschriebene Ausfiihrungsbeispiel beschränkt.The invention can be modified and configured differently in various respects and is therefore not limited to the above Embodiment described is limited.
S09826/0269S09826 / 0269
Claims (4)
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US41657973A | 1973-11-16 | 1973-11-16 |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| DE2454071A1 true DE2454071A1 (en) | 1975-06-26 |
| DE2454071B2 DE2454071B2 (en) | 1981-07-02 |
| DE2454071C3 DE2454071C3 (en) | 1982-03-18 |
Family
ID=23650521
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| DE19742454071 Expired DE2454071C3 (en) | 1973-11-16 | 1974-11-14 | Device for changing the attitude of a spin stabilized spacecraft |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
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| FR (1) | FR2251472B1 (en) |
| GB (1) | GB1483467A (en) |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3072363A (en) * | 1959-04-30 | 1963-01-08 | Robert C Baumann | Spin adjusting mechanism |
| US3169729A (en) * | 1963-03-26 | 1965-02-16 | Godo Einar | Attitude control system |
| US3532297A (en) * | 1967-01-23 | 1970-10-06 | Rocket Research Corp | Space vehicle attitude control by microrockets utilizing subliming solid propellants |
-
1974
- 1974-10-25 CA CA212,314A patent/CA1004205A/en not_active Expired
- 1974-11-04 GB GB4759374A patent/GB1483467A/en not_active Expired
- 1974-11-11 JP JP13040074A patent/JPS5317240B2/ja not_active Expired
- 1974-11-14 DE DE19742454071 patent/DE2454071C3/en not_active Expired
- 1974-11-15 FR FR7437785A patent/FR2251472B1/fr not_active Expired
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3072363A (en) * | 1959-04-30 | 1963-01-08 | Robert C Baumann | Spin adjusting mechanism |
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| US3532297A (en) * | 1967-01-23 | 1970-10-06 | Rocket Research Corp | Space vehicle attitude control by microrockets utilizing subliming solid propellants |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems, Bd. AES8 No. 2, März 1972, S. 236-245 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS5082799A (en) | 1975-07-04 |
| DE2454071C3 (en) | 1982-03-18 |
| FR2251472B1 (en) | 1980-11-14 |
| DE2454071B2 (en) | 1981-07-02 |
| JPS5317240B2 (en) | 1978-06-07 |
| CA1004205A (en) | 1977-01-25 |
| FR2251472A1 (en) | 1975-06-13 |
| GB1483467A (en) | 1977-08-17 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C3 | Grant after two publication steps (3rd publication) |